EP0582522B1 - Mounting device of a turbine engine on an aircraft structure - Google Patents
Mounting device of a turbine engine on an aircraft structure Download PDFInfo
- Publication number
- EP0582522B1 EP0582522B1 EP93402013A EP93402013A EP0582522B1 EP 0582522 B1 EP0582522 B1 EP 0582522B1 EP 93402013 A EP93402013 A EP 93402013A EP 93402013 A EP93402013 A EP 93402013A EP 0582522 B1 EP0582522 B1 EP 0582522B1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- ball joint
- turbomachine
- turbojet engine
- thrust transmission
- outer casing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
- B64D2033/026—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft for supersonic or hypersonic aircraft
Description
L'invention concerne un dispositif conçu pour assurer l'accrochage d'une turbomachine comportant un corps central avant non rotatif sur une structure telle qu'une voilure d'un aéronef.The invention relates to a device designed to secure a turbomachine comprising a non-rotating front central body on a structure such as an aircraft wing.
Bien qu'il puisse être utilisé sur tous les types d'avions, le dispositif d'accrochage selon l'invention procure des avantages qui sont particulièrement notables lorsqu'il est utilisé sur des avions supersoniques.Although it can be used on all types of aircraft, the attachment device according to the invention provides advantages which are particularly notable when used on supersonic aircraft.
Comme l'illustre schématiquement la vue de côté de la figure 1, l'accrochage d'une turbomachine 1 sur la voilure 2 d'un avion est réalisé traditionnellement par des dispositifs implantés en totalité entre le carter externe 1.a de la turbomachine 1 et la voilure 2.As schematically illustrated in the side view of FIG. 1, the attachment of a turbomachine 1 to the
De façon plus précise, la suspension d'une turbomachine 1 à la voilure 2 d'un avion est habituellement réalisée par deux groupes de manilles à rotules sensiblement verticales, articulées sur le carter externe de la turbomachine en des emplacements Z₁ et Z₂ situés respectivement à proximité de l'extrémité avant de la turbomachine et en arrière du centre de gravité G de celle-ci.More specifically, the suspension of a turbomachine 1 from the
Par ailleurs, la transmission de la poussée X de la turbomachine à la voilure 2 s'effectue en un emplacement A situé légèrement en arrière de l'emplacement Z₁ mais très en avant du centre de gravité G. Selon le cas, cette transmission peut être assurée soit par une rotule horizontale montée dans la partie supérieure centrale du carter externe de la turbomachine 1 et dans laquelle pénètre un arbre vertical solidaire de la voilure 2, soit par deux bielles obliques dont les extrémités sont articulées respectivement sur la voilure 2 et de part et d'autre du carter 1.a de la turbomachine.Furthermore, the transmission of the thrust X from the turbomachine to the
Lorsqu'une entrée d'air 3 se trouve placée à l'avant de la turbomachine 1 comme on l'a représenté schématiquement sur la figure 1, cette entrée d'air est également reliée à la voilure 2, en deux emplacements Z₃ et Z₄ éloignés axialement l'un de l'autre, par deux groupes de manilles à rotules sensiblement verticales. Ces dispositifs de suspension de la turbomachine 1 et de l'entrée d'air 3 sont habituellement complétés par une ou plusieurs manilles à rotules sensiblement horizontales, situées par exemple aux emplacements Z₂ et Z₄.When an air inlet 3 is placed at the front of the turbomachine 1 as shown diagrammatically in FIG. 1, this air inlet is also connected to the
Comme l'illustre très clairement la figure 1, la transmission de la poussée X à la voilure 2 (emplacement A) au travers du carter externe 1.a de la turbomachine 1 se traduit par l'application sur ce carter 1.a d'un moment de flexion égal au produit de la poussée X par la distance h séparant l'axe longitudinal de la turbomachine 1 du point de la voilure 2 par lequel la poussée est appliquée sur cette dernière. Ce moment de flexion entraîne des déformations du carter externe 1.a qui doivent être prises en compte par le concepteur de la turbomachine lors du calcul du jeu entre les extrémités des aubes de rotor (non représentées) et le carter externe 1.a. Plus précisément, l'existence de ce moment de flexion nécessite de donner à ce jeu une valeur minimale relativement élevée, qui ne permet pas d'optimiser au mieux les performances de la turbomachine.As illustrated very clearly in FIG. 1, the transmission of the thrust X to the airfoil 2 (location A) through the external casing 1.a of the turbomachine 1 results in the application to this casing 1.a of a bending moment equal to the product of the thrust X by the distance h separating the longitudinal axis of the turbomachine 1 from the point of the
Par ailleurs, la voilure d'un avion doit pouvoir se déformer librement au cours du vol et cela d'autant plus lorsqu'elle est très effilée et très souple comme c'est le cas de la voilure d'un avion supersonique. Lorsque des dispositifs d'accrochage classiques sont utilisés, les turbomachines 1 équipées de leurs entrées d'air 3 ont tendance, du fait de leur raideur, à induire des surcontraintes qui s'opposent à la libre déformation de la voilure.Furthermore, the airfoil of an airplane must be able to deform freely during the flight and this all the more when it is very tapered and very flexible as is the case of the airfoil of a supersonic airplane. When conventional fastening devices are used, turbomachines 1 equipped with their air inlets 3 tend, because of their stiffness, to induce over-stresses which oppose the free deformation of the airfoil.
Dans le cas des avions actuels, il a été partiellement remédié à ce dernier inconvénient en supprimant toute connexion entre la turbomachine 1 et son entrée d'air 3 et en accrochant ces deux appareils indépendamment l'un de l'autre à la voilure 2 comme l'illustre la figure 1. Cependant, cette solution ne supprime pas le problème posé par le moment de flexion induit par la transmission de la poussée à la voilure au travers du carter externe de la turbomachine. De plus, l'absence de toute liaison entre cette dernière et son entrée d'air fait que le jeu existant entre ces deux appareils n'est limité que par la flexion de la voilure. Par conséquent, des risques de pompage de la turbomachine peuvent apparaître si ce jeu dépasse une certaine valeur. Un joint de mouvement reliant la face arrière de l'entrée d'air et la face avant du moteur est nécessaire.In the case of current airplanes, this latter drawback has been partially remedied by eliminating any connection between the turbomachine 1 and its air intake 3 and by hooking these two devices independently of each other to the
La présente invention a précisément pour objet un dispositif permettant de transmettre à une structure d'aéronef telle qu'une voilure la poussée d'une turbomachine sans passer par le carter externe de cette dernière et d'une manière telle qu'aucun moment de flexion n'est induit dans ce carter (ce qui permet d'optimiser les performances de la turbomachine en donnant au jeu entre les aubes de rotor et le carter externe une valeur minimale) et que la structure de l'aéronef peut se déformer librement, sans entraîner pour autant un risque de pompage de la turbomachine, moyennant le montage d'un, joint d'étanchéité dont la seule fonction est de préserver la continuité de la veine d'air.The present invention specifically relates to a device for transmitting to an aircraft structure such as a wing the thrust of a turbomachine without passing through the outer casing of the latter and in such a way that no bending moment is induced in this casing (which makes it possible to optimize the performance of the turbomachine by giving the clearance between the rotor blades and the external casing a minimum value) and that the structure of the aircraft can deform freely, without however entail a risk of pumping of the turbomachine, by means of the mounting of a seal, the sole function of which is to preserve the continuity of the air stream.
Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'un dispositif d'accrochage d'une turbomachine à corps central avant non rotatif sur une structure d'aéronef, caractérisé par le fait qu'il comprend un organe de transmission de poussée, accroché à ladite structure à l'avant de la turbomachine et séparément de cette dernière, et une rotule de transmission de poussée, reliant une extrémité avant du corps central à l'organe de transmission de poussée selon un axe longitudinal de la turbomachine.According to the invention, this result is obtained by means of a device for attaching a turbomachine with a non-rotating front central body to an aircraft structure, characterized in that it comprises a thrust transmission member , attached to said structure at the front of the turbomachine and separately from the latter, and a thrust transmission ball joint, connecting a front end of the central body to the thrust transmission member along a longitudinal axis of the turbomachine.
En plus des résultats énoncés précédemment, un tel dispositif d'accrochage permet de supprimer tous les éléments qui relient la partie avant du carter externe de la turbomachine à la voilure dans les dispositifs d'accrochage existants. L'espace ainsi disponible permet d'implanter les systèmes et accessoires environnants de façon plus compacte.In addition to the results set out above, such a fastening device makes it possible to remove all the elements which connect the front part of the external casing of the turbomachine to the airfoil in the existing fastening devices. The space thus available makes it possible to install the surrounding systems and accessories in a more compact manner.
Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, l'organe de transmission de poussée est une entrée d'air comportant un carter extérieur relié à ladite rotule par une structure rigide et relié à la structure d'aéronef par des moyens de transmission de poussée.In a preferred embodiment of the invention, the thrust transmission member is an air intake comprising an external casing connected to said ball joint by a rigid structure and connected to the aircraft structure by means of transmission of thrust.
Ces moyens de transmission de poussée comprennent avantageusement une rotule horizontale montée dans une partie supérieure centrale du carter extérieur de l'entrée d'air, et percée d'un alésage dans lequel est reçu un arbre solidaire de la structure d'aéronef.These thrust transmission means advantageously comprise a horizontal ball joint mounted in a central upper part of the outer casing of the air inlet, and pierced with a bore in which is received a shaft integral with the aircraft structure.
Le carter extérieur de l'entrée d'air peut notamment être relié à la structure d'aéronef, dans un même plan radial de l'entrée d'air proche de la turbomachine, par deux manilles à rotules sensiblement verticales et par une manille à rotules sensiblement horizontale, et, à proximité d'une extrémité avant de l'entrée d'air, par une manille à rotules sensiblement verticale.The outer casing of the air inlet can in particular be connected to the aircraft structure, in the same radial plane of the air inlet close to the turbomachine, by two substantially vertical ball joint shackles and by a shackle with substantially horizontal ball joints, and, near a front end of the air inlet, by a substantially vertical ball joint shackle.
De façon comparable, le carter externe de la turbomachine peut notamment être reliée directement à la structure d'aéronef, dans un même plan radial de la turbomachine, par deux manilles à rotules sensiblement verticales et par une manille à rotules sensiblement horizontale. Il est à noter que ces manilles ont seulement pour fonction de suspendre la turbomachine à la structure d'aéronef et ne participent aucunement à la transmission à cette structure de la poussée de la turbomachine.In a comparable manner, the external casing of the turbomachine can in particular be connected directly to the aircraft structure, in the same radial plane of the turbomachine, by two substantially vertical ball joint shackles and by a substantially horizontal ball joint shackle. It should be noted that these shackles have only the function of suspending the turbomachine from the aircraft structure and do not participate in the transmission to this structure of the thrust of the turbomachine.
Pour faciliter la dépose de la turbomachine et, le cas échéant, de l'entrée d'air, des moyens de raccordement déconnectables sont avantageusement associés à la rotule, entre l'extrémité avant du corps central de la turbomachine et l'organe de transmission de poussée.To facilitate removal of the turbomachine and, where appropriate, of the air intake, disconnectable connection means are advantageously associated with the ball joint, between the front end of the central body of the turbomachine and the transmission member thrust.
Ces moyens de raccordement déconnectables comprennent notamment des moyens de crabotage interposés entre la rotule et l'extrémité avant du corps central de la turbomachine. Des moyens de verrouillage de ces moyens de crabotage dans un état raccordé sont également prévus.These disconnectable connection means include in particular dog clutch means interposed between the ball joint and the front end of the central body of the turbomachine. Means for locking these dog clutch means in a connected state are also provided.
Pour faciliter le raccordement, des moyens de translation sont prévus pour déplacer la rotule selon un axe sensiblement aligné avec l'axe longitudinal de la turbomachine, entre une position d'assemblage et une position de démontage. Dans la position d'assemblage, le jeu maximum pouvant exister entre le carter extérieur de l'entrée d'air et le carter externe de la turbomachine ne peut en aucun cas dépasser une valeur prédéterminée. Les risques de pompage de la turbomachine sont ainsi évités et la conception de joint d'étanchéité de la veine d'air facilitée.To facilitate connection, translation means are provided to move the ball joint along an axis substantially aligned with the longitudinal axis of the turbomachine, between an assembly position and a disassembly position. In the assembly position, the maximum clearance that can exist between the outer casing of the air inlet and the outer casing of the turbomachine may in no case exceed a predetermined value. The risks of pumping the turbomachine are thus avoided and the design of a seal for the air stream facilitated.
En outre un système déverrouillable empêche de préférence un actionnement des moyens de translation lorsqu'ils occupent leur position d'assemblage.In addition, an unlockable system preferably prevents actuation of the translation means when they occupy their assembly position.
On décrira à présent, à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation préféré de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1, déjà décrite, est une vue de côté, en coupe partielle, illustrant de façon très schématique l'accrochage d'une turbomachine sous la voilure d'un avion par les techniques actuelles ;
- la figure 2 est une vue comparable à la figure 1 illustrant l'accrochage d'une turbomachine sous la voilure d'un avion à l'aide d'un dispositif d'accrochage conforme à l'invention ;
- la figure 3 est une vue en perspective représentant plus en détail une turbomachine et son entrée d'air et mettant l'accent sur les organes par lesquels ces deux appareils sont suspendus à la voilure et par lesquels la poussée de la turbomachine est transmise à la voilure ;
- la figure 4 est une vue en coupe longitudinale, selon un plan vertical, montrant plus en détail la rotule servant à transmettre la poussée de la turbomachine au travers de la structure de l'entrée d'air, ainsi que les mécanismes facilitant la dépose séparée de la turbomachine et de l'entrée d'air ;
- la figure 5 est une vue en perspective et en coupe partielle, représentant plus précisément les moyens de crabotage reliant normalement la partie arrière de l'entrée d'air et la partie avant de la turbomachine ; et
- la figure 6 est une vue en perspective illustrant à plus grande échelle une partie des moyens de crabotage permettant d'assurer la dépose séparée de la turbomachine et de l'entrée d'air.
- Figure 1, already described, is a side view, in partial section, illustrating very schematically the attachment of a turbomachine under the wing of an aircraft by current techniques;
- Figure 2 is a view comparable to Figure 1 illustrating the attachment of a turbomachine under the wing of an aircraft using a fastening device according to the invention;
- FIG. 3 is a perspective view showing in more detail a turbomachine and its air intake and emphasizing the members by which these two devices are suspended from the wing and by which the thrust of the turbomachine is transmitted to the wing;
- Figure 4 is a longitudinal sectional view, along a vertical plane, showing in more detail the ball joint used to transmit the thrust of the turbomachine through the structure of the air intake, as well as the mechanisms facilitating the separate removal the turbomachine and the air intake;
- Figure 5 is a perspective view in partial section, showing more precisely the dog clutch means normally connecting the rear part of the air inlet and the front part of the turbomachine; and
- Figure 6 is a perspective view illustrating on a larger scale part of the dog clutch means for ensuring the separate removal of the turbomachine and the air inlet.
Comme l'illustre très schématiquement la figure 2, l'accrochage d'une turbomachine 10 sous la voilure 12 d'un avion s'effectue conformément à l'invention d'une manière telle que la poussée X qui s'exerce sur le centre de gravité G de la turbomachine selon l'axe longitudinal de celle-ci soit transmise selon cet axe longitudinal à un organe de transmission de poussée constitué dans ce cas par une entrée d'air 14 placée en avant de la turbomachine, avant d'être transmise à la voilure 12.As illustrated very diagrammatically in FIG. 2, the attachment of a
De façon plus précise, la turbomachine 10 comporte dans ce cas un corps central avant non rotatif 48 (figures 3 à 5), dont l'extrémité avant est reliée à l'entrée d'air 14 par une rotule de transmission de poussée 16. La poussée X de la turbomachine est d'abord transmise à l'entrée d'air 14 par la rotule 16, selon l'axe de la turbomachine, avant d'être transmise de l'entrée d'air 14 à la voilure 12 par des moyens de transmission de poussée 18. Comme l'illustre la figure 3, ces moyens de transmission de poussée 18 comprennent par exemple une rotule horizontale 18a montée dans une partie supérieure centrale du carter extérieur 14a de l'entrée d'air 14, ainsi qu'un arbre vertical 18b solidaire de la voilure 12 et pénétrant dans un alésage sensiblement vertical formé dans la rotule horizontale 18a.More specifically, the
Grâce à cet agencement, aucun moment de flexion n'est induit dans la turbomachine 10 par la poussée X, de sorte que le jeu entre les extrémités des aubes de rotor de la turbomachine et son carter externe peut être sensiblement réduit par rapport aux dispositifs d'accrochage existants, afin d'optimiser les performances de la turbomachine.Thanks to this arrangement, no bending moment is induced in the
Par ailleurs, la rotule 16 constitue entre l'entrée d'air 14 et la turbomachine 10 une liaison qui autorise une déformation pratiquement libre de la voilure 12, tout en limitant à une valeur maximale connue le jeu qui peut exister entre l'entrée d'air et la turbomachine. Les risques de pompage de cette dernière s'en trouvent ainsi minimisés.Furthermore, the
En dehors des éléments déjà décrits, qui concernent la transmission des efforts de poussée entre la turbomachine 10 et la voilure 12, le dispositif d'accrochage conforme à l'invention comprend un certain nombre de manilles à rotules qui sont situées en un emplacement Z₂ (figure 2), légèrement en arrière du centre de gravité G, pour ce qui concerne la turbomachine 10, et en des emplacements Z₃ et Z₄ situés à proximité des extrémités avant et arrière de l'entrée d'air 14, pour ce qui concerne cette dernière. L'agencement de ces manilles à rotules va à présent être décrit plus en détail en se référant à la figure 3.Apart from the elements already described, which relate to the transmission of the thrust forces between the
En ce qui concerne tout d'abord les manilles à rotules situées à l'emplacement Z₂, elles comprennent deux manilles à rotules sensiblement verticales 20 et 22 disposées de façon sensiblement symétrique par rapport à un plan vertical passant par l'axe longitudinal de la turbomachine. Les extrémités supérieures de ces manilles 20 et 22 sont accrochées par des rotules sous la voilure 12, alors que leurs extrémités inférieures sont accrochées par des rotules sur le carter externe 10a de la turbomachine 10. Entre ces manilles à rotules sensiblement verticales 20 et 22 est disposée une manille à rotules sensiblement horizontale 24 dont une extrémité est reliée par une rotule à la voilure 12 et dont l'extrémité opposée est reliée par une autre rotule à la partie supérieure du carter externe 10a. Il est à noter que les trois manilles 20, 22 et 24 constituent la seule liaison directe entre le carter externe 10a de la turbomachine 10 et la voilure 12 et qu'elles ne participent pas à la transmission des efforts de poussée.As regards firstly the ball joint shackles located at the location Z₂, they comprise two substantially vertical
En ce qui concerne les liaisons entre l'entrée d'air 14 et la voilure 12, elles comportent à l'emplacement Z₃ une seule manille à rotules 26 sensiblement verticale, dont l'extrémité supérieure est accrochée par une rotule sous la voilure 12 et dont l'extrémité inférieure est reliée par une rotule à la partie supérieure du carter extérieur 14a de l'entrée d'air 14.As regards the connections between the
Enfin, à l'emplacement Z₄, la liaison entre le carter extérieur 14a de l'entrée d'air 14 et la voilure 12 comporte deux manilles à rotules sensiblement verticales 28 et 30, situées en des emplacements symétriques par rapport à un plan vertical passant par l'axe longitudinal de l'entrée d'air, ainsi qu'une manille à rotules sensiblement horizontale 32 placée entre les manilles à rotules 28 et 30.Finally, at location Z₄, the connection between the
De façon plus précise, les extrémités supérieures des manilles à rotules sensiblement verticales 28 et 30 sont accrochées sous la voilure 12 par des rotules et les extrémités inférieures de ces mêmes manilles sont reliées au carter extérieur 14a de l'entrée d'air 14 par des rotules. La manille à rotules sensiblement horizontale 32 est également reliée par ses extrémités, au travers de deux rotules, respectivement à la voilure 12 et à la partie supérieure du carter extérieur 14a.More specifically, the upper ends of the substantially
Dans l'exemple de réalisation illustrée sur la figure 3, l'entrée d'air 14 comprend, à l'intérieur du carter extérieur 14a, une cloison verticale 38 passant par l'axe longitudinal de l'entrée d'air et fixée sur le carter. Des rampes mobiles 39a, 39b sont articulées par des axes verticaux à proximité des extrémités avant et arrière de la cloison 38, pour former à l'intérieur du carter 14a un canal d'écoulement d'air convergent-divergent à col réglable.In the embodiment illustrated in FIG. 3, the
On décrira à présent en détail les moyens de raccordement déconnectables qui sont associés à la rotule de transmission de poussée 18, afin de permettre un démontage séparé de la turbomachine 10 et/ou de l'entrée d'air 14 lors des opérations de maintenance. Pour cela, on se réfèrera aux figures 4 à 6.We will now describe in detail the disconnectable connection means which are associated with the thrust transmission ball joint 18, in order to allow separate disassembly of the
La rotule de transmission de poussée 16 comporte une partie mâle 16a qui est fixée à l'extrémité arrière d'un écrou 34 prévu pour être sensiblement aligné sur l'axe longitudinal de la turbomachine 10. Cet écrou 34 est reçu de façon coulissante dans un manchon support 36 définissant l'axe longitudinal de l'entrée d'air 14 et qui est relié au carter extérieur 14a de l'entrée d'air par la cloison verticale 38. Le montage de l'écrou 34 dans le manchon 36 est tel que l'écrou peut coulisser axialement dans le manchon tout en étant immobilisé en rotation.The thrust transmission ball joint 16 comprises a
Une tige filetée 40 est vissée dans l'écrou 34 et solidaire, du côté opposé à la rotule 16, d'une cloche 42 dont le rebord est pourvu d'une denture 42a. Sur cette denture 42a est engrené un pignon 43, dont l'axe orienté radialement est supporté par le manchon support 36. Un pignon 44, fixé à l'extrémité d'une tige de commande 46 supportée par la cloison 38 et orientée radialement, est lui-même engrené sur le pignon 43. Une extrémité 46a de la tige de commande 46, située à l'extérieur du carter 14a, permet de commander la translation de la rotule 16 entre une position d'assemblage et une position de démontage. Dans la position d'assemblage de la rotule 16 illustrée sur la figure 1, il existe entre le carter extérieur 14a de l'entrée d'air 14 et le carter externe 10a de la turbomachine 10 un jeu axial limité J, lorsque ces deux carters sont alignés. Une déformation de la voilure à laquelle sont suspendues séparément l'entrée d'air et la turbomachine ne peut produire, par conséquent, qu'un jeu maximal égal au double du jeu J, insuffisant pour entraîner un pompagede la turbomachine en présence du joint d'étanchéité (non représenté) préservant la continuité de la veine d'air.A threaded
De préférence, un déplacement axial de la rotule 16 en éloignement de sa position d'assemblage illustrée sur la figure 4 est normalement empêché par un système de sécurité illustré schématiquement en 78. Ce système de sécurité 78 comprend un cliquet 80 articulé sur le manchon support 36 par un axe radial 82. Le cliquet 80 est normalement en prise sur une roue à cliquet solidaire de la cloche 42 ou de la tige filetée 40. Cette roue à cliquet peut notamment être constituée par la denture 42a. Le cliquet 80 peut être écarté de la roue à cliquet en exerçant une traction sur un câble 84 accessible depuis l'extérieur du carter 14a et cheminant par exemple à l'intérieur de l'arbre de commande 46 qui est alors un arbre creux.Preferably, an axial movement of the ball joint 16 away from its assembly position illustrated in FIG. 4 is normally prevented by a security system illustrated diagrammatically at 78. This
Lorsque la rotule 16 occupe sa position de démontage, elle est déplacée vers l'arrière, c'est-à-dire vers la droite en considérant la figure 4, sur une distance prédéterminée, de façon à faciliter l'emboîtement de moyens de crabotage 50 qui sont prévus entre la rotule 16 et l'extrémité avant du corps central avant non rotatif 48 de la turbomachine 10. Ces moyens de crabotage vont à présent être décrits en détail en se référant aux figures 4 à 6.When the ball joint 16 occupies its disassembly position, it is moved backwards, that is to say to the right by considering FIG. 4, over a predetermined distance, so as to facilitate the interlocking of dog clutch means 50 which are provided between the ball joint 16 and the front end of the non-rotary front
Les moyens de crabotage 50, sont prévus entre une partie femelle 16b de la rotule 16 de transmission de poussée et un plateau rotatif 52 monté dans le corps central avant 48, de façon à pouvoir tourner autour de l'axe longitudinal de la turbomachine 10.The dog clutch means 50 are provided between a
De façon plus précise, la partie femelle 16b de la rotule 16 de transmission de poussée porte sur sa face arrière tournée vers la turbomachine au moins deux pions de crabotage 54 qui font saillie parallèlement à l'axe du manchon de guidage 36 en des emplacements diamétralement opposés par rapport à cet axe. Chacun des pions de crabotage 54 est terminé par une collerette d'appui 54a (figure 5).More specifically, the
Les pions de crabotage 54 ainsi que leurs collerettes d'extrémité 54a traversent librement des ouvertures en arcs de cercle 56 formées dans une paroi 48a constituant la face avant du corps central 48. Dans sa partie centrale, cette paroi 48a supporte de façon rotative un axe 58, disposé selon l'axe géométrique de la turbomachine 10 et sur lequel est fixé le plateau tournant 52.The interconnection pins 54 as well as their
Ce plateau tournant 52 est situé immédiatement derrière la paroi 48a et il comporte en face des ouvertures en arcs de cercle 56 des fentes de crabotage 60 dont l'une est représentée en détail sur la figure 6. Chacune des fentes de crabotage 60 est une fente en arc de cercle centrée sur l'axe géométrique de la turbomachine et comportant une extrémité de grande largeur 60a, que peut traverser la collerette d'extrémité 54a du pion de crabotage 54 correspondant, et une extrémité de plus faible largeur 60b, autorisant le passage des pions de crabotage 54 tout en interdisant la traversée de leurs collerettes d'extrémité 54a.This
Grâce à l'agencement qui vient d'être décrit, l'entrée d'air 14 et la turbomachine 10 peuvent être solidarisées ou désolidarisées l'une de l'autre par déplacement axial lorsque les pions de crabotage 54 se trouvent en face des extrémités de grande largeur 60a des fentes de crabotage 60 alors que tout mouvement axial relatif entre les deux appareils est impossible lorsque les pions de crabotage 54 traversent les extrémités de faible largeur 60b des fentes de crabotage. Dans ce dernier cas, les collerettes d'extrémité 54a des pions de crabotage sont en effet en appui contre des surfaces 60c du plateau 52 adjacentes aux extrémités de faible largeur 60b des fentes de crabotage.Thanks to the arrangement which has just been described, the
La commutation des moyens de crabotage 50 entre la première position autorisant la désolidarisation de l'entrée d'air 14 et de la turbomachine 10 et la deuxième position assurant la solidarisation de ces deux appareils est assurée par une rotation du plateau 52. Pour commander cette rotation, le plateau 52 comporte une couronne dentée 52a sur laquelle est engrené au moins un pignon 62 (figure 4) fixé à l'extrémité d'un arbre de commande 64 des moyens de crabotage 50. Cet arbre de commande 64 s'étend radialement entre le corps central avant 48 et le carter externe 10a de la turbomachine 10, de façon à pouvoir être entraîné en rotation depuis l'extérieur du carter 10a par un outillage simple (clef à douille standard). Deux arbres de commande 64 diamétralement opposés et orientés horizontalement peuvent notamment être prévus, chacun de ces arbres portant à son extrémité un pignon 62 en prise sur la couronne dentée 52a.The switching of the dog clutch means 50 between the first position authorizing the separation of the
Afin d'éviter un désaccouplement accidentel des moyens de crabotage 50, des moyens de verrouillage ou de blocage sont associés à ces derniers pour en assurer normalement le maintien dans un état raccordé qui correspond à la solidarisation de l'entrée d'air 14 et de la turbomachine 10.In order to avoid accidental uncoupling of the dog clutch means 50, locking or blocking means are associated with the latter to normally maintain it in a connected state which corresponds to the connection of the
Comme l'illustrent notamment les figures 4 et 5, ces moyens de verrouillage comprennent une fourchette 66 montée dans le corps central avant 48 de façon à pouvoir se déplacer selon une direction radiale entre une position externe autorisant un actionnement des moyens de crabotage 50 et une position interne, illustrée sur les figures 4 et 5, dans laquelle la fourchette 66 est en prise sur des méplats 68 formés à l'extrémité arrière de l'axe 58, de façon à empêcher toute rotation de ce dernier. Dans cette dernière position, le plateau 52 occupe une position angulaire telle que les pions de crabotage 54 se trouvent situés dans les extrémités de faible largeur 60b des fentes de crabotage 60. Tout actionnement des moyens de crabotage 50 visant à désolidariser l'entrée d'air 14 de la turbomachine 10 est alors impossible.As illustrated in particular in FIGS. 4 and 5, these locking means comprise a
La fourchette 66 est supportée et guidée dans son déplacement radial par un support 70 fixé à l'intérieur du corps central avant 48.The
La commande du déplacement radial de la fourchette 66 est assurée par un arbre de commande 72 qui traverse radialement le corps central avant 48 et le carter externe 10a de la turbomachine et dont l'extrémité adjacente à la fourchette 66 est solidaire de cette dernière en translation et comporte un filetage 72a vissé dans le support 70. L'extrémité 72b de l'arbre de commande 72 située à l'extérieur du carter externe 10a permet de commander la rotation de l'arbre 72 à l'aide d'un outillage approprié. Sous l'effet de cette rotation, l'arbre de commande 72 se déplace radialement dans un sens ou dans l'autre par suite de la coopération de son filetage 72a avec le support 70. Les déplacements radiaux de la fourchette 66 sont ainsi obtenus.The control of the radial displacement of the
Il est à noter que l'extrémité 72b de l'arbre de commande 72 empêche la fermeture d'une trappe 74 formée sur un carénage extérieur 76 de la turbomachine tant que la fourchette 66 ne chevauche pas complètement les méplats 68 de l'axe 58. Cette caractéristique constitue une sécurité visuelle pour le personnel de maintenance.It should be noted that the end 72b of the
Le mode de réalisation qui vient d'être décrit en détail en se référant aux figures 2 à 6 peut subir différentes variantes sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, l'organe situé à l'avant de la turbomachine et au travers duquel la poussée exercée axialement par la turbomachine est transmise à la structure de l'aéronef peut être un organe prévu uniquement à cet effet et ne faisant pas partie d'une entrée d'air. Par ailleurs, si la structure de l'aéronef supportant la turbomachine est généralement une voilure d'avion, il peut aussi s'agir d'un autre élément de structure tel que la cellule d'un aéronef.The embodiment which has just been described in detail with reference to Figures 2 to 6 can undergo different variants without departing from the scope of the invention. Thus, the member located at the front of the turbomachine and through which the thrust exerted axially by the turbomachine is transmitted to the structure of the aircraft can be a member provided only for this purpose and not forming part of a air inlet. Furthermore, if the structure of the aircraft supporting the turbomachine is generally an aircraft wing, it may also be another structural element such as the airframe of an aircraft.
En ce qui concerne la transmission de la poussée entre l'organe placé à l'avant de la turbomachine et la structure de l'aéronef assurant le supportage de cette dernière, elle peut être réalisée d'une manière différente de celle qui a été décrite, par exemple au moyen de toute liaison de type rotulaire éliminant les degrés de liberté en translation X, Y et Z et permettant toutes les rotations Rx, Ry et Rz. De façon comparable, les moyens qui ont été décrits pour suspendre la turbomachine et l'entrée d'air à la voilure peuvent aussi prendre des formes différentes, notamment si l'organe de transmission de poussée n'est pas une entrée d'air et si la structure de l'aéronef qui supporte la turbomachine n'est pas une voilure d'avion.As regards the transmission of the thrust between the member placed at the front of the turbomachine and the structure of the aircraft ensuring the support of the latter, it can be carried out in a manner different from that which has been described. , for example by means of any ball-type connection eliminating the degrees of freedom in translation X, Y and Z and allowing all rotations R x , R y and R z . Similarly, the means which have been described for suspending the turbomachine and the air intake from the airfoil can also take different forms, in particular if the thrust transmission member is not an air intake and if the structure of the aircraft which supports the turbomachine is not an airplane wing.
Claims (10)
- Device for attaching a turbojet engine (10) having a front, central, non-rotary body (48) to an aircraft structure (12), characterized in that the device incorporates a thrust transmission member (14) attached to said structure (12) to the front of the turbojet engine (10) and separately from the latter, and a thrust transmission ball joint (16) connecting a front end of the central body (48) to the thrust transmission member (14) along a longitudinal axis of the turbojet engine.
- Device according to claim 1, characterized in that the thrust transmission member is an air intake (14) having an outer casing (14a) connected to the ball joint (16) by a rigid structure (38) and connected to the aircraft structure (12) by thrust transmission means (18).
- Device according to claim 2, characterized in that the thrust transmission means (18) incorporates a horizontal ball joint (18a) fitted in an upper, central part of the outer casing (14a) and traversed by a bore receiving a shaft (18b) integral with the aircraft structure (12).
- Device according to either of the claims 2 and 3, characterized in that the outer casing (14a) of the air intake (14) is connected to the aircraft structure (12) in a same radial plane of the air intake close to the turbojet engine by means of two substantially vertical ball jointed-equipped shackles (28,30) and by one substantially horizontal ball joint-equipped shackle (32) and, in the vicinity of a front end of the air intake, by one substantially vertical ball joint-equipped shackle (26).
- Device according to any one of the preceding claims, characterized in that, the turbojet engine (10) having an outer casing (10a), the latter is directly connected to the aircraft structure (12) in the same radial plane of the turbojet engine by two substantially vertical ball joint-equipped shackles (20,22) and by one substantially horizontal ball joint-equipped shackle (24).
- Device according to any one of the preceding claims, characterized in that disconnectable connecting means (50) are associated with said ball joint (16) between the front end of the central body (48) of the turbojet engine and the thrust transmission member (14).
- Device according to claim 6, characterized in that the disconnectable connecting means incorporate dog clutch means (50) interposed between the ball joint (16) and the front end of the central body (48) of the turbojet engine.
- Device according to claim 7, characterized in that it also has means (66) for locking the dog clutch means (50) in a connected state.
- Device according to either of the claims 7 and 8, characterized in that it has translation means (34,40) for displacing the ball joint (16) along an axis substantially aligned with the longitudinal axis of the turbojet engine, between an assembly position and a disassembly position.
- Device according to claim 9, characterized in that it has an unlockable security system (78) normally preventing an actuation of the translation means (34,40) when they occupy their assembly position.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR9209777A FR2694537B1 (en) | 1992-08-06 | 1992-08-06 | Device for attaching a turbomachine to an aircraft structure. |
FR9209777 | 1992-08-06 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP0582522A1 EP0582522A1 (en) | 1994-02-09 |
EP0582522B1 true EP0582522B1 (en) | 1996-03-13 |
Family
ID=9432683
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EP93402013A Expired - Lifetime EP0582522B1 (en) | 1992-08-06 | 1993-08-04 | Mounting device of a turbine engine on an aircraft structure |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5447282A (en) |
EP (1) | EP0582522B1 (en) |
JP (1) | JPH06173713A (en) |
DE (1) | DE69301793T2 (en) |
FR (1) | FR2694537B1 (en) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6267327B1 (en) * | 1999-04-02 | 2001-07-31 | Allison Advanced Development Company | Coupling system for connecting a gas turbine engine to an aircraft mounted exhaust system |
US6758439B2 (en) * | 2002-10-22 | 2004-07-06 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for attaching engine nacelles to aircraft |
DE102010006447A1 (en) * | 2010-02-01 | 2011-08-04 | Airbus Operations GmbH, 21129 | connecting device |
RU2525102C2 (en) * | 2012-10-25 | 2014-08-10 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Aircraft engine pylon |
EP3024729B1 (en) | 2013-07-26 | 2022-04-27 | MRA Systems, LLC | Aircraft engine pylon |
CN108945486A (en) * | 2018-08-04 | 2018-12-07 | 江苏东翼通用航空科技有限公司 | A kind of unmanned helicopter and its working method |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2604278A (en) * | 1943-07-02 | 1952-07-22 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine aircraft propulsion installation with auxiliary air intake |
GB1015162A (en) * | 1961-03-10 | 1965-12-31 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in aerial vehicles |
GB1302228A (en) * | 1970-12-14 | 1973-01-04 | ||
US4022018A (en) * | 1975-04-29 | 1977-05-10 | General Electric Company | Mounting system for a thrust generating engine |
FR2317501A1 (en) * | 1975-07-09 | 1977-02-04 | Snecma | COUPLING DEVICE FOR GAS TURBINE ENGINE |
DE2544272C3 (en) * | 1975-10-03 | 1979-02-22 | Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation S.A., Vaucresson (Frankreich) | Engine suspension on aircraft |
GB1521847A (en) * | 1976-04-30 | 1978-08-16 | Rolls Royce | Attachment for attaching jet propulsion engines to vehicle structure |
US4361296A (en) * | 1980-03-10 | 1982-11-30 | The Boeing Company | Uniflange coupling assembly |
US4717094A (en) * | 1986-05-19 | 1988-01-05 | The Boeing Company | Aircraft engine mount system with vibration isolators |
FR2680353B1 (en) * | 1991-08-14 | 1993-10-15 | Snecma | REAR HANGING STRUCTURE OF A TURBOREACTOR. |
US5176339A (en) * | 1991-09-30 | 1993-01-05 | Lord Corporation | Resilient pivot type aircraft mounting |
-
1992
- 1992-08-06 FR FR9209777A patent/FR2694537B1/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-07-29 JP JP5188459A patent/JPH06173713A/en not_active Withdrawn
- 1993-08-04 EP EP93402013A patent/EP0582522B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-08-04 DE DE69301793T patent/DE69301793T2/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-08-05 US US08/102,560 patent/US5447282A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH06173713A (en) | 1994-06-21 |
DE69301793D1 (en) | 1996-04-18 |
EP0582522A1 (en) | 1994-02-09 |
FR2694537A1 (en) | 1994-02-11 |
US5447282A (en) | 1995-09-05 |
DE69301793T2 (en) | 1996-09-26 |
FR2694537B1 (en) | 1994-10-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1090838B1 (en) | Aircraft propulsion unit suspension with integrated fail-safe | |
CA2544784C (en) | Turbine module for gas turbine starter | |
EP1741879B1 (en) | Apparatus for the support and accomodation of tubes and cables in a turboengine | |
EP0934877B1 (en) | Mounting arrangement for an aircraft engine | |
FR2622930A1 (en) | HOOD FOR DUAL FLOW TURBOREACTOR | |
CA2806661C (en) | Device for controlling pivoting blades of a turbine engine | |
FR3001264A1 (en) | SYSTEM FOR CHANGING THE PITCH OF THE BLADES OF A PROPELLER. | |
FR3061480A1 (en) | AIRCRAFT ENGINE ASSEMBLY COMPRISING A FRONT ENGINE ATTACHMENT FACILITATING ITS ASSEMBLY | |
FR3032941A1 (en) | NON-CARRIED TANK FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
CA2850702A1 (en) | Turbo engine with propeller(s) for an aircraft with a system for changing the pitch of the propeller | |
EP0311514A1 (en) | Fixed and centrally attached fairing for a jet engine and jet engine with this equipment | |
EP2072397A2 (en) | Intermediate casing extension for an aircraft jet engine, comprising a sectorised annular groove for receiving nacelle covers | |
WO2011098712A1 (en) | Assembly having a device for controlling, by means of racks, the angular position of pivoting turbine engine vanes | |
EP0733545B1 (en) | Turbofan with a floating nacelle | |
FR3013325A1 (en) | PRESSURE OIL SUPPLY DEVICE OF A TURBOMACHINE LINEAR ACTUATOR | |
EP2522575B1 (en) | Device for attaching an aircraft engine, comprising clamping wedges for engine attachment with corner effect | |
WO2013128123A1 (en) | Method for holding an adapter piece on a tubular housing of a turbo engine, and corresponding adapter piece and holding system | |
WO2014096647A1 (en) | Intermediate casing extension of improved design | |
FR2963320A1 (en) | Engine assembly i.e. turbofan assembly, for aircraft, has connection units ensuring passage of efforts along effort resumption directions defining effort resumption plane, where resumption plane and rod plane intercept along straight line | |
EP0582522B1 (en) | Mounting device of a turbine engine on an aircraft structure | |
CA2610056A1 (en) | Turboprop engine equipped with an adjustable blade direction assembly | |
EP3863928B1 (en) | Turbomachine comprising suspension means | |
EP1535840A1 (en) | Device for mounting a fairing between a nacelle of an aircraft engine and a pylon | |
EP4010563B1 (en) | Impingement cooling device for a turbomachine external casing and turbomachine equipped with such device | |
WO2015121579A1 (en) | Device for fixing blades with variable pitch of a non-streamlined turbomachine propeller |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PUAI | Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A1 Designated state(s): DE GB SE |
|
17P | Request for examination filed |
Effective date: 19940725 |
|
17Q | First examination report despatched |
Effective date: 19950602 |
|
GRAA | (expected) grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: B1 Designated state(s): DE GB SE |
|
REF | Corresponds to: |
Ref document number: 69301793 Country of ref document: DE Date of ref document: 19960418 |
|
GBT | Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977) |
Effective date: 19960515 |
|
PLBE | No opposition filed within time limit |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261 |
|
STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT |
|
26N | No opposition filed | ||
REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: IF02 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: SE Payment date: 20090813 Year of fee payment: 17 Ref country code: DE Payment date: 20090821 Year of fee payment: 17 |
|
EUG | Se: european patent has lapsed | ||
REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R119 Ref document number: 69301793 Country of ref document: DE Effective date: 20110301 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20110301 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: SE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20100805 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Payment date: 20120821 Year of fee payment: 20 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: PE20 Expiry date: 20130803 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION Effective date: 20130803 |